(57)【要約】【課題】  本発明は、半径方向冷却通路を使用して翼形部を対流冷却しかつ翼形部の後縁領域を対流及びフィルム冷却するようになった冷却システムを提供する。【解決手段】  本冷却システムは、翼形部内に配置された、翼形部を対流冷却するための複数のほぼ半径方向に延びる通路（３２、１３２）を含む。所定数の通路は、翼形部先端を貫通して開口する。残りの通路（４６、１４６）の１つ又はそれ以上は、翼形部の後縁及び翼形部先端領域に隣接するプレナム（４４、１４４）内に開口しかつ後縁（４０、１４０）領域に隣接する１つ又はそれ以上の通路（３８、１３８）に沿って冷却媒体を半径方向内向きに流す。通路は、翼形部の正圧側面に沿って開口部（４２、１４２）として開口する。このようにして、後縁領域は、対流冷却されると同時に孔から流出する空気のフィルムによってフィルム冷却される。【選択図】      図２
2006083851.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンバケット用の冷却システムであって、
翼形部（３０、１３０）と、基部（１４）と、前記翼形部及び基部間に接合されたプラットフォーム（１６）とを含み、
前記翼形部が、その半径方向内側端部において冷却媒体の供給源に連通状態になるように該翼形部に沿ってほぼ半径方向に延びかつ冷却媒体がそれに沿って該翼形部の先端に向かってほぼ半径方向外向きに流れるときに該翼形部を対流冷却する複数の通路（３２、１３２）を有し、
所定数の前記通路が、前記翼形部先端に隣接した、使用済み冷却媒体をタービンの高温ガス通路内に流すための出口開口部（５４）を有し、
前記複数の通路の少なくとも１つの残りの通路（４６、１４６）が、前記翼形部の先端に隣接して、該翼形部の後縁の領域（４０、１４０）に沿ってほぼ半径方向内向きに延びて該後縁領域を対流冷却するようになった冷却通路（３８、１３８）と連通状態になっており、
前記通路（３８、１３８）が、前記翼形部の１つの側面に沿いかつ該翼形部の全長の中間に位置する出口孔（４２、１４２）で終端して、該１つの翼形部側面に沿って前記後縁をフィルム冷却するようになっている、
冷却システム。
【請求項２】
前記孔（４２、１４２）が、前記翼形部の正圧側面を貫通して開口する、請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記孔（４２）が、前記正圧側面に沿って楕円形輪郭を有する、請求項２記載のシステム。
【請求項４】
前記通路（３８、１３８）が、前記１つの通路よりも前記後縁（３４）に近接した経路に沿って延びる、請求項１記載のシステム。
【請求項５】
前記複数の通路（３２、１３２）の残りの通路（４６、１４６）が、前記翼形部の先端に隣接して、該翼形部の後縁領域に沿ってほぼ半径方向内向きに延びて該翼形部の後縁領域を対流冷却するようになった少なくとも２つの通路（３８、１３８）と連通状態になっており、
前記２つの通路（３８、１３８）が、前記翼形部の１つの側面に沿いかつ該翼形部の全長の中間に位置する出口孔（４２、１４２）で終端して、該１つの翼形部側面に沿って前記後縁をフィルム冷却するようになっている、
請求項１記載のシステム。
【請求項６】
前記出口孔（４２、１４２）が、前記翼形部の全長に沿って異なる半径方向位置に位置する、請求項５記載のシステム。
【請求項７】
前記翼形部（３０）が、前記翼形部先端に隣接した、前記１つの残りの通路（４６、１４６）の出口と前記通路（３８、１３８）への入口とに連通状態になったクロスオーバプレナム（４４、１４４）を含む、請求項１記載のシステム。
【請求項８】
前記プレナム（４４、１４４）が、前記翼形部の先端を貫いて開放しており、カバー（５６）が前記翼形部の先端において該プレナムを閉鎖している、請求項７記載のシステム。
【請求項９】
前記プレナム（４４）が、前記翼形部先端から半径方向内側に間隙を置いて配置された底面（１６２）を有する、請求項８記載のシステム。
【請求項１０】
前記複数の通路の残りの通路（４６、１４６）が、前記翼形部の先端に隣接して、該翼形部の後縁領域（４０、１４０）に沿ってほぼ半径方向内向きに延びて該翼形部の後縁領域を対流冷却するようになった少なくとも２つの通路（３８、１３８）と連通状態になっており、
前記２つの通路が、前記翼形部の１つの側面に沿いかつ該翼形部の全長の中間に位置する出口孔（４２、１４２）で終端して、該１つの翼形部側面に沿って前記後縁をフィルム冷却するようになっており、
プレナムが、前記翼形部先端に隣接した、前記残りの通路の出口と前記２つの通路への入口とに連通状態になったクロスオーバプレナム（４４、１４４）を含む、
請求項１記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンバケット翼形部を冷却するための冷却システムに関し、具体的には、半径方向冷却通路を使用して翼形部を対流冷却しかつ翼形部の後縁領域を対流及びフィルム冷却するようになった冷却システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
長年にわたり、ガスタービンは、出力及びエンジン効率を向上させるために入口燃焼温度を高くする傾向にあった。ガス温度が高くなるにつれて、より高い金属温度のバケット翼形部は、大きなクリープ損傷を示す。クリープ損傷は、クリープ破断が発生してタービン流路構成要素を破損するまでに悪化する。さらに、燃焼温度が上昇した場合に、高温燃焼ガスが翼形部の先端の方向に向かって半径方向外向きに遠心力を受けるので、入口温度プロフィールは、翼形部先端においてより高温になる傾向をもつ。このことにより、翼形部のより高いスパン位置はクリープ損傷の影響を一層受け易い。また、翼形部の形状に起因して、翼形部がより高い温度になった時、後縁は、酸化、クリープ及び低サイクル疲労割れを含む次第に大きな損傷を示すようになる。
【０００３】
従来のバケット設計では、電解加工（ＥＣＭ）法を用いて、ほぼ半径方向にバケットの翼形部を貫通する冷却通路を形成してきた。具体的には、冷却孔は成形チューブ電解加工（ＳＴＥＭ）法を用いて形成され、この加工法により、円形ガイドチューブと同一形状である通路を電気化学的に侵食する円形ガイドチューブを用いて孔を「穿孔する」。ガイドチューブ穿孔加工は、翼形部の長さ全体にわたって延びる。一般的に、バケットのロータホイールへのダブテール取付け部の底面において別個の穿孔パスを開始して、該穿孔パスを翼形部ＳＴＥＭ穿孔加工によって侵食した通路と合流させる。従って、穿孔通路を通ってバケットのダブテールから翼形部の先端に送られる冷却空気は、翼形部を対流冷却する。しかしながら、穿孔した孔の長さが増大すると、成形チューブは、その穿孔方向がずれる傾向になる。また、翼形部は、後縁が空気力学的効率のために非常に薄くなるように成形されている。その結果、ＳＴＥＭ穿孔した孔は、後縁から一定距離の範囲内に穿孔することができるのみで、必然的に後縁の大部分が依然として相対的に冷却されないままの状態になるおそれがある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、バケット翼形部の後縁領域をより効果的に冷却するシステムに対する必要性が存在する。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の好ましい実施形態では、タービンバケット用の冷却システムを提供し、本システムは、翼形部と、基部と、翼形部及び基部間に接合されたプラットフォームとを含む。翼形部は、その半径方向内側端部において冷却媒体の供給源に連通状態になるように該翼形部に沿ってほぼ半径方向に延びる複数の通路を有し、それによって、冷却媒体が通路に沿って翼形部の先端に向かってほぼ半径方向外向きに流れるときに該翼形部を対流冷却するのが好ましい。所定数の通路には、翼形部先端に隣接した、使用済み冷却媒体をタービンの高温ガス通路内に流すための翼形部出口開口部が形成される。複数の通路の少なくとも１つの残りの通路は、翼形部の先端に隣接して、該翼形部の後縁領域に沿ってほぼ半径方向内向きに延びて後縁領域を対流冷却するようになった冷却通路と連通状態になっている。通路は、翼形部の１つの側面に沿いかつ該翼形部の全長の中間に位置する出口孔で終端して、後縁をフィルム冷却するようになっている。
【０００６】
本発明の別の好ましい実施形態では、翼形部と、基部と、翼形部及び基部間に接合されたプラットフォームとを有するタービンバケットを冷却する方法を提供する。本方法は、それに沿ってほぼ半径方向に翼形部先端に向かって延びる複数の通路を有する翼形部を準備する段階と、通路に沿って翼形部先端に向かって冷却媒体をほぼ半径方向外向きに流して翼形部を対流冷却するようにする段階と、使用済み冷却媒体がタービンの高温ガス通路内に流れるのを可能にする、所定数の通路の出口開口部を翼形部先端に隣接して設ける段階と、翼形部の先端に隣接する位置において、複数の通路の残りの通路の少なくとも１つからの冷却媒体を翼形部の後縁領域に沿ってほぼ半径方向内向きに延びる冷却通路と連通状態にして、後縁領域を対流冷却するようにする段階と、翼形部の１つの側面に沿って該翼形部の全長の中間に位置する出口孔で通路を終端させて、後縁をフィルム冷却するようにする段階とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
次に図面、特に図１を参照すると、全体を符号１０で表した従来型のタービンバケットを示しており、タービンバケット１０は、翼形部１２と、基部１４と、翼形部１２及び基部１４間に接合されたプラットフォーム１６とを含む。タービンバケット１０は、タービンの高温ガス流路（図示せず）内の高温ガスをシールするための、エンゼルウィングシール１８と先端シュラウド２０とを含む。さらに、翼形部１０は、基部１４からプラットフォーム１６及び翼形部１２を貫通し先端シュラウド２０を貫通してガス流路内に開口する複数のほぼ半径方向に延びる通路２２を含む。一般的に、空気はほぼ半径方向外向きに流れて翼形部先端から高温ガス通路内に流出するので、空気などの冷却媒体をこれら通路に供給して翼形部１２を対流冷却するようにする。図１に示すように、相対的に冷却されない状態のままである後縁２６に隣接する領域２４が存在する。既述のように、通路２２は、後縁領域２４の構造的健全性を維持しながら、後縁２６に十分に近接させて「穿孔する」ことができない。
【０００８】
図２及び図３において、また本発明の好ましい実施例によると、例えば空気などの冷却媒体の少なくとも一部分は、特に図１の従来技術によっては解決されない翼形部の後縁領域におけるより大きな冷却を実現するように経路変更される。本発明の冷却システムでは、冷却空気は、後縁に隣接する通路に沿ってほぼ半径方向内向き方向に流れ、翼形部の側面に沿ってフィルムとして吐出される。通路及び出口孔は、後縁を対流冷却すること及び後縁領域に沿って断熱フィルムを形成することの二重の機能を果たす。
【０００９】
図２に示す翼形部３０の好ましい実施例では、複数の通路３２が形成され、翼形部の全長に沿ってほぼ半径方向に延びる。これら通路３２は、前述のＳＴＥＭ穿孔法を用いて穿孔される。所定数の通路３２が、ＳＴＥＭ法で使用する成形チューブの直径の方向ずれ特性を考慮しながら可能な限り後縁３４に近接させて、翼形部の先端３６からほぼ半径方向内向き方向に穿孔される。従って、通路３２の１つ又はそれ以上の通路３８は、可能な限り後縁３４に近接して翼形部に沿ってほぼ半径方向に延びるように形成される。これらの１つ又はそれ以上の通路３８は、翼形部の最も冷却を必要とする臨界領域すなわち後縁領域４０において翼形部の１つの側面、好ましくは正圧側面を横方向に貫通して開口する。通路３８は、断面が円形であるのが好ましい。しかしながら、通路が翼形部の側面を突破するとき、こうして形成した孔４２は、ほぼ楕円形輪郭を有する。応力場に存在する孔４２の楕円形輪郭により、発生する応力集中の影響を軽減する。
【００１０】
１つ又はそれ以上の通路３８内に冷却媒体流を供給するために、翼形部先端の半径方向内側にかつ該翼形部先端を貫いて陥凹部が形成される。陥凹部４４は、１つ又はそれ以上の半径方向通路３２と連通状態になっている。図示した実施形態では、通路３２の２つの通路４６が、翼形部先端に隣接して陥凹部４４と連通状態になっているが、１つ又はそれ以上の通路４６を設けることができることが分かるであろう。また、陥凹部４４は、翼形部先端３６に隣接した、通路３８の１つ又はそれ以上と連通状態になったプレナムを形成することも分かるであろう。従って、冷却空気は、１つ又はそれ以上の半径方向通路４６に沿ってほぼ半径方向外向きに流れ、そこで流れはプレナム４４に流入しかつ流れ方向を逆方向にされて、通路３８に沿って半径方向内向きに流れるようになる。通路３８内の流れは、翼形部の正圧側面に沿って孔４２を通って流出する。通路３８内の冷却空気のほぼ半径方向内向きのこの流れの結果として、翼形部の後縁領域は対流冷却される。また、後縁領域の正圧側面に沿って出口孔４２を通して冷却空気の薄いフィルムが供給されて後縁領域をフィルム冷却する。
【００１１】
図４を参照すると、翼形部３０の先端には、シュラウドカバー４８が設けられる。シュラウドカバーは、シュラウドシール５０と共に、タービンの固定シュラウド（図示せず）に沿って溝を形成するカッタ歯とを含む。図４に示すように、通路３２は、シュラウドカバー４８を貫通する出口開口部５４を有し、これにより翼形部の大部分を対流冷却する冷却媒体を高温ガス通路内に放出する。しかしながら、プレナム４４は、ろう付け、溶接又は他の方法で翼形部の先端に固定することができるカバー又はキャッププラグ５６で覆われる。従って、プレナム４４はカバーキャップ５６で閉鎖されて、１つ又はそれ以上の所定の通路４４を通ってほぼ半径方向外向きに流れる冷却空気が、流れ方向を逆方向にされてほぼ半径方向内向き方向に流れて、翼形部の後縁領域を対流冷却しかつ出口孔４２を通って流出した時に後縁領域をフィルム冷却するのを可能にする。
【００１２】
図３を参照すると、図２におけるのと同じ部分に対して、数字１を前に付けた同様の参照符号を使用する。この実施形態では、プレナム１４４は、翼形部の先端内に非常に深く延ばされ又は形成される。プレナム１６０の底面１６２は、翼形部先端に半径方向内側に間隙を置いて配置されかつ後縁に向かって傾斜している。従って、延長したプレナム１６０は、ＳＴＥＭ穿孔法により図２の実施形態におけるよりも翼形部内で深い範囲まで通路１３８を形成することを可能にする。このようにして、出口孔１４２は、図２の実施形態における孔４２の位置から半径方向内側の位置で翼形部の正圧側面を貫通する。
【００１３】
現在最も実用的かつ好ましい実施形態であると考えられるものに関して本発明を説明してきたが、本発明は、開示した実施形態に限定されるものではなく、また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】破線で示した様々な冷却通路を有する従来技術の冷却システムを示す典型的なタービンバケットの側面図。
【図２】本発明の好ましい態様による冷却システムを組込んだ翼形部の部分断面図。
【図３】本発明の別の実施形態を示す、図２と同様の図。
【図４】翼形部先端及び翼形部のカバーを示す平面図。
【符号の説明】
【００１５】
１０  タービンバケット
１４  基部
１６  プラットフォーム
３０  翼形部
３２、４６  通路
３４  後縁
３６  翼形部先端
３８  後縁に隣接する通路
４０  後縁領域
４２  出口孔
４４  クロスオーバプレナム
５６  カバー
【図１】
2006083851.tif 000003
【図２】
2006083851.tif 000004
【図３】
2006083851.tif 000005
【図４】
2006083851.tif 000006